La messa in orbita di un satellite avviene tramite un lanciatore.

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1 La messa in orbita di un satellite avviene tramite un lanciatore.
I satelliti per telerilevamento vengono di solito lanciati con vettori spendibili (Expendable Launch Vehicle) che vengono utilizzati una sola volta. Lo Space Shuttle è un vettore riutilizzabile Ariane 5 nella base di lancio di Kourou (Guiana francese)MS2-1b.pptx#1. Diapositiva 1

2 Trasferimento alla Hohmann
L’immissione in orbita può avvenire con un lancio diretto, o indiretto. In questo secondo caso, i satelliti non raggiungono direttamente le loro orbite, ma sono immessi in un’orbita di parcheggio e da qui i motori di bordo li trasferiscono nell’orbita definitiva. Questo trasferimento avviene in due fasi ed è il Trasferimento alla Hohmann Apogeo dell’orbita di Trasferimento Perigeo dell’orbita di Trasferimento

3 L’orbita di parcheggio è un’orbita circolare a
quota Qui il satellite ha una velocità L’orbita definitiva è un’orbita circolare a quota e velocità L’orbita di trasferimento è un’orbita ellittica con perigeo = r1 ed apogeo = r2 Nell’orbita ellittica la velocita al perigeo è Imprimendo una variazione di velocità l’orbita diventa ellittica con Con l’orbita diventa circolare

4 In totale la variazione di velocità impressa è
Ed è proporzionale al costo del trasferimento, cioè il consumo di carburante. Si può dimostrare che il trasferimento alla Hohmann è quello che rende minimo il necessario alla manovra, per un’orbita finale con quota fino a 11 volte il raggio terrestre Il peso del satellite da lanciare è molto importante: più il satellite è pesante più propellente è necessario per metterlo in orbita, ma questo significa serbatoi più grandi nel lanciatore, e quindi altro peso da lanciare.

5 Il peso del satellite comprende anche il peso del propellente necessario a effettuare la manovra di trasferimento. Peso del carico utile = Peso del satellite - Peso del carburante Più è alta l’orbita di parcheggio, maggiore è la quantità di carburante necessaria per raggiungere la quota, e quindi è più basso il peso del carico utile.

6 I lanciatori vengono confrontati in base alla massa del carico utile che possono lanciare in un’orbita di riferimento (GTO) La Geostationary Transfer Orbit ha un perigeo a ~600 Km e l’apogeo a ~36000 Km Delta (2tons) Titan (4.5 tons) Ariane 5(6.5 tons) STS(30 tons in LEO)

7 Le caratteristiche geografiche della base di lancio impongono dei limiti al lancio stesso.
L’inclinazione dell’orbita e la latitudine  della base sono collegati da  è l’angolo tra il vettore velocità del satellite e il meridiano terrestre della base di lancio Se non ci fossero vincoli sull’azimuth del lancio, da una certa base si potrebbero raggiungere tutte le inclinazioni comprese tra 90° e  Ma  è limitato dalla vicinanza di aree abitate. Se , la latitudine della base coincide con l’inclinazione dell’orbita. Inoltre, il lancio avviene verso est, e così si sfrutta anche la spinta della rotazione terrestre (Per variare l’inclinazione quando il satellite è in orbita si cambia la direzione della velocità lasciando inalterato il modulo)

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